带弹性元件扑翼机构的动力学分析及实验

为研究扑翼飞行器传动机构的能量特性，以特拉华大学机械系统实验室所研制样机为原型进行了建模。引入气动项和拉力弹簧建立了完整的动力学模型。分析发现，气动项的力矩峰值为惯性项的4.8倍，对电机的转矩峰值的影响起主要作用。运用正交法进行仿真发现，引入拉力弹簧可以使电机转矩峰值最大降低77.5%，与理论分析相符合。进一步的物理实验验证了理论分析和仿真结果的正确性，并得到了当弹簧的连接点位置为185 mm、原长为200 mm及刚度为0.1 N/mm时实验结果取得最优值，可为扑翼机传动机构的优化设计提供依据。此外，引入弹性元件也可有效降低电机的转速波动，进而为仿生扑翼飞行器的生产和实践应用提供理论指导。     

基于深空探测行星网的自主无线电接收机技术

深空探测中自主无线电接收机的主要作用是实现行星网中多个深空探测器之间的自组织通信。该技术的优点是能在深空通信环境下无需地面干预,自动实现无线电参数的识别和配置。文章首先概述了自主无线电接收机的功能和组成,然后对其各部分功能的实现进行了详细分析,重点对其各部分之间的相互配合进行了介绍。     

基于Petri网的交通运输网络最短路径算法

首先阐述了Petri网的基本原理,在此基础上利用"Petri"网仿真器"建立交通运输网络模型,通过具有并发机制的编程语言来实现求交通运输网络最短路径的基本算法,然后针对该基本算法存在的缺陷,在假设前提下,提出了改进的仿真算法.     

伽玛射线看宇宙--新一代高能望远镜发射升空

莫斯科时间10月17日8时41分(北京时间同日12时41分),新一代高能望远镜“积分”(Integral)搭乘俄“质子K”火箭,从哈萨克斯坦的拜科努尔发射场顺利升空。约92分钟后,火箭将望远镜送入预定轨道。“积分”是欧空局有史以来最灵敏的伽玛射线望远镜,总重约两吨。“积分”能够在太空中捕捉伽俐玛射线、X射线,观测黑洞、射电脉冲星等高能天体。它获得的图像、遥感信息可被传至地面站,供深入研究。     

态-态模型下N_2/N混合物的热化学非平衡过程研究

热化学非平衡流模拟中广泛应用的双温度或多温度模型不能描述分子在各振动能级上的分布,只能假设其满足振动温度下的Boltzmann分布。通过采用态-态模型研究非平衡过程中粒子的能级分布特点,有望为改进双温度或多温度模型提供思路。对静止的N2/N气体混合物,在各类不同初始条件和控制温度、压力下,采用态-态模型研究气体的化学组成和分子振动能级分布演化规律,分析各类微观过程的特征与贡献,结果表明:平动-振动能量交换过程起支配作用,促使振动能级分布趋于平动温度下的Boltzmann分布,而振动-振动能量交换过程主要影响能级分布变化的过渡过程特点;离解区和复合区能级分布的变化特点不同;关于非平衡过程中粒子微观分布的研究结果可为改进高超声速非平衡流模拟中的热化学模型提供参考依据。     

激光表面处理对渗碳、渗硼钢的组织与耐磨性的影响

首先阐述了Petri网的基本原理，在此基础上利用“Petri网仿真器”建立交通运输网络模型，通过具有并发机制的编程语言来实现求交通运输网络最短路径的基本算法，然后针对该基本算法存在的缺陷，在假设前提下，提出了改进的仿真算法。     

涵道尾桨气动噪声分析方法研究

建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法.采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算.利用已有的试验数据和算例结果对该方法进行了验证.     

抛物线后掠桨尖旋翼悬停气动特性试验及理论分析研究

对一种新型桨尖旋翼开展了悬停状态气动特性的试验和理论分析研究.该旋翼桨叶截面选择OA翼型配置,桨尖为抛物线后掠加下反形式.首先,在旋翼台上测量了该旋翼在不同总距条件下的桨叶表面压强分布,并与数值计算的结果进行了对比.为进一步分析旋翼桨尖形式对悬停气动特性的影响,本文还计算了带不同下反角桨尖形式旋翼在相同工作状态下的桨叶表面压力分布.综合试验及理论分析结果,得到了一些有意义的结论.     

Solidworks与AutoCAD相结合生成渐开线齿轮三维实体模型

Solidworks和AutoCAD已成为许多中小企业的流行设计软件，利用两者的各自优点，能够充分完成企业所需的设计任务。为了提高三维实体模型的精确性和作图效率，介绍了基于当今流行CAD软件AutoCAD和Solidworks的渐开线齿轮三维实体模型的生成方法。首先，通过Autolisp编程生成齿轮样条曲线，然后，利用Solidworks的文件转换功能，生成渐开线齿轮三维实体模型。     

一种超声速颌下进气道变几何方案研究

针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题，提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案，该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸，使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求。本文提出了两种滑块布局方式，针对内锥侧滑块布局方式，按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计，并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较。数值研究表明：按Ma2.5-Ma4.0范围设计的变几何颌下进气道，在设计点，临界状态出口总压恢复系数为0.51，较公开文献中定几何方案提高8.5%；在Ma4.0，0°攻角工况下，临界状态出口总压恢复系数为0.46，提高12.2%；在Ma2.7，1°攻角工况下流量系数为0.69, 临界状态出口总压恢复系数为0.78。气动性能表明，该颌下进气道性能优越，调节方案简单可行。